大型民用航空发动机

56牌号56

用途军用/民用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家国际合作

厂商国际公司

生产现状生产

装机对象56-28-717273。

56-3波音737-300400500。

56-55A3A320-100200。

56-5A45A5A319。

56-5BA319/320/321。

56-5CA340-200300。

56-7波音737-600700800。

军用型F108波音135135，波音63，3。研制情况1969年法国政府针对国际民用航空市场形势提出了研究10t推力级涡扇发动机的课题，法国公司经过分析和调查，1971年底选择了美国公司作为合作伙伴，以美国F101军用涡扇发动机的核心机为基础发展满足80年代飞机低油耗、低噪声、低污染要求的发动机。1971年11月两家公司决定联合研制10000级的大涵道比的发动机。1972年2月完成设计并开展试制，1974年9月正式组成国际公司，发动机定名为56，试制的头两台发动机相继在两家公司试车台试车。研制试验共用11台发动机，其中5台用于飞行试验。1979年11月在美国改装的波音707-320上首飞，后来累计飞行130h，同时在法国的“快帆”飞行台上完成了必要的试验。1979年11月9日56-2型发动机获得美、法两国的适航证。56从1971年两家公司签订合作协议开始到取证时为止，扣除中间停顿1年半时间，共耗时7年，发展费用花了10亿美元。该发动机自1979年3月被选定改装麦克唐纳·道格拉斯公司的8飞机，至1986年共改装了110架飞机(每架4台)。56-21军方编号F108100用于换装美国空军的波音135R加油机和法国空军的135。

56-2A2军方编号F108402，用于装备美国海军的波音6A和8A。

56-3是在56-2基础上发展的，核心机与低压涡轮与-2型相同，而风扇为6-80A的缩型。

56-5A为空中客车A320发展的发动机。为同的V2500竞争，设计了新的36个叶片的风扇和新的4.5级低压涡轮。同56-2相比，耗油率降低了13～15%，可靠性提高了30～40%。

56-5A1于1987年8月获得美、法两国适航证，1988年2月开始用于汉莎航空公司的A320。56-5A4为-5A1的降推力改型，用于加拿大航空公司订购的A319。

56-5B有5种推力型别。采用了先进的双环腔燃烧室，发动机的排放物较一般发动机降低约35%。

56-5C是为空中客车A340四发远程客机设计的。发动机核心机与56-5B相同，低压部分同56-5A1相比，风扇直径加大101.6，增压级增加1级，低压涡轮为5级，采用了长管道混排喷管和第二代。发动机耗油率比56-5A1降低约5%，噪声比联邦航空局Ⅲ级要求低20。属于-5C型的有以下一些型别：56-5C2，1991年12月取得适航证；56-5C3，1991年12月取得适航证；56-5C3，低压涡轮采用新材料，使排气红线温度由56-5C3的950℃提高到65℃；56-5C3，排气红线温度达到975℃，与56-5C4水平相同；56-5C4，风扇直径为183.4，将装于A340-300X，1994年11月取得适航证。研究中的56-5将装备A340-400X，其核心机为56-5C4的，采用宽弦风扇和一些新材料与新技术，使之能够替代较大的涵道风扇发动机(109110)和90的缩型(45)。

56-71993年11月开始发展的一个型别，原编号为56-3。即在56-3型基础上采用直径为1.55m的24个叶片宽弦风扇，设计新增压级，采用双环腔燃烧室，因此与56-3相比，噪声和污染显著降低，维护成本降低约15%，而发动机可靠性保持不变。目前研制的5个型别，即56-7B18、20、-7B22、-7B24、-7B26，推力为8684～11730。结构和系统

(56-2/3)

进气口环形、无进口导流叶片，流道外壁设置消声衬板，无防冰装置。

风扇单级轴流式。56-2风扇叶尖带冠。56-3和56-5带叶中阻尼凸台。56-2有46片叶片，56-3有38片，56-5有36片，盘与叶片材料为6V钛合金，盘后与增压级鼓筒相联，风扇轴由2个轴承支承。风扇机匣由17-4不锈钢制的3个圆环和12根支柱焊成，风扇出口导流叶片为实心铝合金锻件制成，风扇流道设置有复合材料的消声衬板。

低压

压气机3级轴流式(56-5C为4级)。3级转子为整体钛合金锻件制成，出口处沿圆周均布12个可调放气活门，可于低功率状态将部分空气放放风扇通道。最大允许低压转子转速56-2223132为5280，56-31为5490，56-5A为5100，56-5B为5200，56-5C35C2为4800，-5C4为4960，56-7系列为5380。

高压

压气机9级轴流式。进口导流叶片和前3级静子叶片可调，静子机匣为对开式，6～9级机匣为双层结构，外层机匣上设有5级空气引出口，内层机匣为低膨胀合金制成并在5级引出空气包围中，起到了控制压气机后面级间隙的作用。转子鼓筒1～2级为钛合金锻件惯性摩擦焊成，3级盘为钛合金锻件制成，4～9级为95惯性摩擦焊成。转子叶片1～3级为钛合金制，4～9级为718制成，第1级转子叶片叶尖切线速度为400，展弦比为1.49。1～3级叶片固定于轮盘的轴向燕尾槽中，4～9级固定于环形燕尾槽中。所有转子叶片可单独更换，各级均设孔探仪

燃烧室短环形。火焰筒由X锻环机械加工成，内外壁均有分段气膜冷却。火焰筒头部有20个高压空气雾化喷嘴，燃烧室机匣材料为718。56-5B2采用降低污染的双环腔设计。

高压涡轮单级轴流式。导向器叶片和转子叶片均用压气机出口空气冷却，高压涡轮与高压压气机组成的高压转子由前后二个轴承支承，在所有系列中，其最大工作转速允许到15183，由高压压气机第5级和第9级引来的空气对高压涡轮进行主动间隙控制。

低压涡轮4级轴流式(56-5A为4.5级，56-5C为5级)，涡轮机匣引风扇后空气进行间隙控制，涡轮后机匣为12个支板结构，中心支承低压转子后支点，低压涡轮轴上4号中介轴承支承高压转子。起飞推力()

56-210670(30℃)

-2A10670(35℃)

-219798(32.2℃)

-318239～10460(30℃)

-329798(30℃)

-318239～8900(30℃)

-5111134(30℃)

-5A311802(30℃)

-5B113360(30℃)

-5B213806(30℃)

-5B412025(45℃)

-5C213895(30℃)

-5C314474(30℃)

-5C415142(30℃)

-7B188684

-7B209174

-7B2210109

-7B2410778

-7B2611713

巡航推力(10668m,0.8,)

56-212217

-222565

-212213

-312070

-322244

-312391

-512227

-5A32227

-5B12600

-5B22600

-5B42227

-5C25C33079

-5C43225

空气流量()

56-21357.7

-31297.4

-51386.5

-5B1428.1

-5C2511.6

-7B18307.35

-7B26353.7

涵道比

56-2(各型)6.00

-31315.00

-324.90

-515A36.00

-5B45.70

-5C26.60

-7B187B205.50

-7B227B245.30

-7B265.10

总增压比

56-2124.7

-2226.5

-3122.6

-3223.9

-526.5

-5C31.5

-5C237.4

涡轮进口温度(℃)

56-21347

-2A21347

-2B11296

-3B11266

-3B21318

-3C1373

-5A11263

-5B1324

-5C21362

风扇直径()

56-21735

-31524

-51735

-5C21836

长度(风扇前安装边至涡轮后机匣出口，)

56-22430

-32362

-515A32423

-5B15B25B42600

质量()

56-21222104

-311941

-3B21951

-515A32267

-5C22561

巡航耗油率[(·h)]

56-21/220.683

-210.668

-220.677

-310.678

-320.666

-310.666

-5A10.607

-5C20.577推重比

56-25.10

-2A4.90

-3B14.70

-3B25.10

-3C5.50

-55A25.00

-5A35.30

-5C25.50

v25001983年9月，美国普拉特·惠特尼公司()、英国罗尔斯·罗伊斯公司()、日本航空发动机公司()、联邦德国公司和意大利菲亚特公司联合组成了国际航空发动机公司()，共同研制和生产一种推力为25000(11100)级的涡扇发动机，即V2500，型号编号中V表示是五国合作研制的装机对象V2522595。

V25001A320-100200,90-30。

V25275A320321319。

V2528590-103040。

V25305A321-100。

V2535A321-100。风扇单级轴流式低压

压气机4级轴流式(V25001为3级)。真空电子束焊接的鼓筒以螺栓固定于风扇之后。设有放气环。

高压

压气机10级轴流式。前5排静子叶片可调，压比为16。燃烧室短环形，采用浮壁结构，耐高温且便于维修。沿圆周分布有20个气动雾化喷嘴。高压涡轮2级轴流式，采用三维设计叶型、气冷单晶涡轮叶片和超塑性等温锻造的粉末冶金盘。盘材料为76，第1级导向器用M509精铸，第2级导向器用247精铸。涡轮外环采用可调主动间隙控制。

低压涡轮5级轴流式，采用三维设计叶型和叶尖间隙主动控制。

起飞推力()

V2500111130

59770

511130

512470

511130

513360

巡航耗油率[10670m,0.8,(·h)]

V250010.592

50.585

50.585

50.585

50.585

50.585

推重比

V250014.93

54.18

54.76

55.84

空气流量()

V25001355.5

5335.0

5355.9

5374.5

5384.9

总增压比

V2500129.4

524.9

527.7

530.4

527.7

531.4

涡轮进口温度(℃)1427

风扇直径()1613

长度()3200

发动机质量()

V250012303

52384

52384

52384

52333

动力装置质量()

V250013356

53560

53560

53560

53356

53356

Д-18T

(18T)乌克兰装机对象Д-18T安-124和安-225。

Д-18安-218。风扇单级轴流式。转速3450中压

压气机7级轴流式高压

压气机7级轴流式。59009100高压涡轮单级轴流式。中压涡轮单级轴流式。低压涡轮4级轴流式。(Д-18T)

起飞推力()22980(保持至13°)

最大巡航推力(11000m,0.75,)4767

起飞耗油率[(·h)]0.367

巡航耗油率[(·h)]0.581

推重比5.72

空气流量()765

涵道比5.6

总增压比25(起飞)

27.5(巡航)

长度()5400

风扇直径()2330

质量()4100

П90A,Д-90A

(9090A)俄罗斯装机对象П90A伊尔-96-300和图-204。风扇单级轴流式。带2级增压级。轮毂比0.34。装有33片钛合金带凸台风扇叶片。中介机匣内、外涵中介机匣由镁合金整体铸造，6块支板，直径大约2000。

高压压气机13级轴流式。压比15.6，转速11820。进口导流叶片及头2级整流叶片可调，头2级转子叶片叶中带凸台。

燃烧室环管形。12个火焰筒，蒸发式燃油喷嘴，2个电点火器。

高压涡轮2级轴流式。采用先进气冷式涡轮叶片。

低压涡轮4级轴流式。

尾喷管收敛喷管。内、外涵混合排气，采用18瓣强制混合器。外涵风扇出口设有反推力装置。

控制系统采用数字式电子控制系统，装有机械备份。

起飞推力()15696

巡航推力(11000m,0.8,)3433

起飞耗油率[(·h)]0.387

巡航耗油率[(·h)]0.607

推重比5.43

空气流量(起飞，)471.0

(巡航，)504.0

涵道比(起飞)4.60

(巡航)4.80

总增压比(起飞)31.9

(巡航)37.0

涡轮进口温度(起飞，℃)1348

(巡航，℃)1097

风扇直径()1900

长度()5239

质量()2950

8

(8)牌号8

用途民用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家俄罗斯

厂商国营萨马拉“劳动”科研生产联合体

生产现状停产

装机对象图波列夫设计局的3发图-154客机和伊留申设计局的4发伊尔-62客机。进气口环形，钛合金进气机匣。

风扇2级轴流式。压比2.15。转速5350。

低压

压气机2级轴流式。

高压

压气机6级轴流式。转速6950。

燃烧室环形。139个喷嘴，外圈70个，内圈69个。

高压涡轮单级轴流式。导向器叶片气冷。转子叶片带冠。

低压涡轮2级轴流式。转子叶片带冠。

尾喷管固定面积，内外涵气流混合排出。

控制系统机械液压式。转速和燃油综合控制。

(8-4)

起飞推力()10788

巡航推力(11000m,850,)2731

巡航耗油率[(·h)]0.79

推重比4.58

空气流量()232

涵道比1.02

总增压比10.8

涡轮进口温度(℃)870

直径()1442

长度()5100

质量()2100

93伊尔-96M和图-204旅客机桨扇2级轴流式，对转。前面级8个桨叶；吸收40%功率；后面级10个桨叶，吸收60%功率。叶片后掠30°，桨距变化范围110°。原型机的叶片用实心镁合金制造。生产型叶片为石墨－环氧树脂复合材料的实心无梁结构，根部为钢。桨叶长度1050。

减速器差动式游星齿轮减速器，带7个游星齿轮。传递功率22370。翻修寿命7500h，设计总寿命20000h。

中压

压气机7级轴流式。盘和叶片均为钛合金。

高压

压气机8级轴流式。前5级材料为钛，后3级为钢。

燃烧室环形。带蒸发式喷嘴。正在研究使用液态天然气。

高压涡轮单级轴流式。气冷单晶叶片。

中压涡轮单级轴流式。

低压涡轮3级轴流式。经减速器带动桨扇转子。

控制系统双通道数字电子式，带机械液压备份。

滑油系统闭合回路。循环滑油不经滑油箱。

起飞推力()17650起飞耗油率[(·h)]0.239

巡航耗油率[11000m,0.75,(·h)]0.50

推重比4.94

空气流量()976

涵道比16.6

总增压比37

长度()5972

桨扇直径()2900

外壳直径()3150

质量()365088/89(89，以甲烷为燃料)

起飞推力()10300

巡航推力(11000m,0.8,)2157

起飞耗油率[(·h)]0.572

巡航耗油率[(·h)]0.752

推重比4.61

起飞空气流量()228.0

巡航空气流量()223.0

起飞涵道比1.05

巡航涵道比1.06

起飞总增压比10.7

巡航总增压比10.4

起飞涡轮进口温度(℃)883

巡航涡轮进口温度(℃)689

风扇直径()1335

长度()5288

质量()2280

333牌号333

用途军用/民用涡扇发动机

类型涡轮风扇发动机

国家美国

厂商普拉特·惠特尼公司

生产现状停产

装机对象美国麦克唐纳·道格拉斯公司民航机8，波音公司B720、B707、137C，波音公司远程战略轰炸机52、4发飞机135B、135B、135C，波音加油机135B，波音公司空中警戒和控制机3A，美国马丁公司高空侦察机57F，洛克希德公司军用运输机141。进气口固定的进口导流叶片。

风扇2级轴流式。压比1.74，效率81.6%。

低压

压气机6级轴流式。与风扇一起由低压涡轮驱动。效率85%，转速6540。

高压

压气机7级轴流式。转速9800。

燃烧室环管式，8个火焰筒，每个火焰筒6个喷嘴。

高压涡轮单级轴流式。气冷。绝热效率89.5%。

低压涡轮3级轴流式。绝热效率90%。

控制系统机械液压式。起动、加速、减速和稳态均用自动转速控制，单油门杆控制。

(33B)

起飞推力()8007

起飞耗油率[(·h)]0.545

推重比4.13

空气流量()204

涵道比1.4

总增压比16

涡轮进口温度(℃)885

最大直径()1350

总长度()3840

质量()1969

8200系风扇单级风扇。低压

压气机6级轴流式高压

压气机7级轴流式燃烧室9个火焰筒高压涡轮单级轴流式低压涡轮3级轴流式最大起飞推力()

82098577

-2167340

-217217217C9286

-2188007

-2199664

-290系9270～9650

正常起飞推力()

82098228

-217217217C8896

-2199340

6000800810678

最大连续推力()

82097116

-217217217C8006

-2198402

起飞耗油率[(·h)]

82090.510

-217217A0.519

-217C0.509

-2190.524

最大连续耗油率[(·h)]

82090.497

-217217A0.508

-217C0.495

-2190.498

推重比

82094.15

-217217A4.46

-217C4.42

-2194.6

空气流量()

8209213.6

-217217217C220.4

-219225.4

涵道比

82091.78

-217217A1.73

-217C1.81

-2191.77

60004.9

总增压比

820917.4

-217217217C18.6

-21919.2

600026.6或28.7

涡轮进口温度(℃)

82091012

-2171062

长度()3916

60002743

宽度()1503

风扇叶尖直径()

60001435

高度()1709

质量()

82092103

-217217A2119

-217C2139

-2192139

-2902912982137

60002247

2000涡轮风扇发动机装机对象2037B757、757-200/200M，图-204(有可能选用)。

2337伊尔-96M。

2040/2240B757、757-200/200M、757-200，图-204(有可能选用)。

2136A340(建议选用)。

F11710017。

风扇单级轴流式压比1.6～1.7，风扇叶尖直径2000低压

压气机4级轴流式。4575。高压

压气机12级轴流式12335高压涡轮2级轴流式。低压涡轮5级轴流式。起飞推力()

203717010

204018550

最大巡航推力(10670m,0.8,)

2037/20403670

巡航耗油率[(·h)]

2037/20400.574

推重比

20375.24

20405.71

空气流量()

2037549

2040569

涵道比

20376

20405.9

总增压比

2037/204027.6

涡轮进口温度(℃)

20371405

20401425

最大直径()

2037/20402154

长度()

2037/20403729

质量*()

2037/20403311

F1171003274

4000装机对象4152A310-300。

4156A300-600310-300。

4158A300-600R。

4168A330。

4052B767-200200。

4056B767-300300747-400。

4060B767-300747-400。

4084B777。

446011。

446211。

风扇单级轴流式。压比为1.66～1.76。低压

压气机4级轴流式最大转速为4012高压

压气机11级轴流式。10450高压涡轮2级轴流式。低压涡轮4级轴流式(4168和4084分别为5级和7级)。最大起飞推力()

405625274

415624940

415223159

405223159

415825830

406026720

446026720

416026688

405022240

4060A22240

4156A24909

406227578

446227578

416830200

408437310

巡航耗油率[10700m,0.84,(·h)]

40000.602

推重比

40005.5

41684.7

40846.0

空气流量()

4000802

涵道比(巡航)

4052/41525.0

4156/40564.9

4158/4060/4460/4062/44624.8

41685.1

40846.4

总增压比

4052/415227.5

4056/415630.0

415830.6

4060/446031.1

406232.0

446232.5

416832.0

408434.2

涡轮进口温度(℃)

40001301

直径()

40002469

长度()

40003901

41684143

40844868

质量()

40004264

41686509

40846603

6-80C21装机对象6-80C2A2A310-200，-300。

6-80C2A3A300-600。

6-80C2A5A300-600，A300-600R。

6-80C2A8A310-300。

6-80C2B1B747-200，-300。

6-80C2B1FB747-400。

6-80C2B1F1B747-400。

6-80C2B1F2B747-400。

6-80C2B2B767-200，-300。

6-80C2B2FB767-200，-300。

6-80C2B4B767-200，-300。

6-80C2B4FB767-300，-200。

6-80C2B6B767-300。

6-80C2B6FB767-300。

6-80C2D1F11。

6-80E1A1A330。

6-80E1A2A330。

6-80E1A4A330。

风扇1级轴流式低压

压气机

(增压级)4级轴流式压气机14级轴流式高压涡轮2级轴流式低压涡轮5级轴流式起飞推力(非安装，理想喷管，)

6-80C2A223350

-80C2A326200

-80C2A526750

-80C2A825740

-80C2B124760

-80C2B1F25310

-80C2B222940

-80C2B2F22980

-80C2B425290

-80C2B4F25330

-80C2B626560

-80C2B67F26580

-80C2D1F27120

-80E1A228690

-80E1A330360

巡航推力(10670m,0.85,)

6-80C25040

起飞耗油率[(·h)]

6-80C20.324～0.335

-80E10.330～0.347

推重比

6-80C26.80

-80E16.80

空气流量()

6-80C2796.0

涵道比

6-80C25.28

-80E15.28

总增压比

6-80C230.4～32.7

-80E1A132.0

-80E1A232.6

-80E1A334.6

涡轮进口温度(℃)1315

风扇直径()

6-80C22362

-80E12438

最大宽度()

6-80C2B180C2B280C2B480C2B6F2669

-80C2D1F2830

最大高度()2691

长度()

6-80C24274

-80E14405

质量()

6-80C2A12A22A34246

-80C2B12B22B44258

-80C2A52A84259

-80C2B64272

-80C2B12B2F4309

-80C2B42B6F4309

-80C2D1F4420

-80C2B1F4309

-80E14818

民用发动机90涡轮风扇发动机结构90-115B装机对象大型民用和军用运输机，如先进的波音777、道格拉斯的12X、空中客车公司的A330的派生型等起飞推力()

90334250

234250

138660

438920

空气流量()1420.0

涵道比8.40

总增压比39.3

涡轮进口温度(℃)1430

风扇直径()3124

最大直径()4013

长度()5080

结构和系统

风扇：单级轴流式，增压比为1.52，叶高1219.2，弦长533.4。低压压气机：3级轴流式。高压压气机：10级轴流式。增压比为23。燃烧室：环形。高压涡轮：2级轴流式。低压涡轮：6级轴流式。控制系统：全权数字式电子控制系统提供燃油，主动间隙和可变几何控制。

起飞推力()34250

空气流量()1420.0

涵道比8.40

总增压比39.3

涡轮进口温度(℃)1430

风扇直径()3124

最大直径()4013

长度()5080

参数大推力、高涵道比涡轮风扇发动机90。●研制费约12～30亿美元

●6和56发动机E3的先进技术将降低耗油率9%，●90采用直径为3124的宽弦复合材料风扇●双环腔燃烧室，减少氧化氮排放33%

●双级高压涡轮采用先进材料和主动间隙控制技术

●发展推力分别为：43200、46700、51200的推力增长型211

遄达

()装机对象遄达700系列A330、12。

遄达800系列波音777。风扇单级轴流式。中压

压气机8级轴流式。转速7000高压

压气机6级轴流式。转速10000高压涡轮单级轴流式。中压涡轮单级轴流式低压涡轮遄达700系列为4级轴流式，800系列为5级轴流式。起飞推力()

遄达76830627(30℃)

遄达77231666(30℃)

遄达87534694(30℃)

遄达87735986(33℃)

遄达88438480(30℃)

巡航推力(10668m,0.82,)

遄达768/7725121

遄达875/877/8845789

巡航耗油率[(·h)]

遄达768/7720.576

遄达875/877/8840.567

推重比

遄达7684.94

遄达7725.20

遄达8714.68

遄达8825.30

空气流量()

遄达768877.1

遄达772898.0

遄达8751127.1

遄达8771134.9

遄达88411